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可变构型复合柔性结构航天器动力学建模研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对中心刚体加复合柔性结构类航天器采用混合坐标法和子结构模态综合法,建立了可变构型复合柔性结构航天器低阶动力学模型。获得的柔性动力学方程及其各类耦合系数矩阵,适用于全星级可变构型系统和部件级复合柔性附件系统的控制系统设计与仿真,该模型具有阶数低和工程实用的特点。 相似文献
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模态综合法可有效解决在传统航天器动力学仿真中出现的整器模型过大、各分系统模型难以对接的问题。为探究主模态截断对固定界面模态综合法精度的影响,文章以串联卫星模型为例,分别利用频率截断法、有效模态质量截断法和势能判据截断法对各子结构进行主模态截断,并对比截断后计算所得综合系统和整星有限元系统的模态特性和动力学响应特性,分析两者间误差大小。结论表明,在低阶频率范围内,频率截断法的截断效率高于其他两种方法,而势能判据截断法的理论依据充足,在高阶频率范围也有很高精度。在实际工程应用中,可根据文章的分析结果,结合具体需求选择合适的主模态截断方法进行模态综合。 相似文献
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空间站研制过程中,获取准确的航天器主要动力学特性有重要意义,整器动力学特性测试是研制过程中一项必不可少的大型试验项目。针对空间站梦天实验舱整器动力学问题,通过建立螺栓—法兰局部连接结构的有限元模型,分析接触状态下刚度随外力的变化关系,分别计算拉压特性下的刚度量级,并采用子结构综合方法,依据部件级模态测试结果得到梦天实验舱整器的动力学特性。结果表明:将螺栓法兰连接刚度等效为双线性弹簧,结合子结构综合预示方法,梦天整器动力学特性的预示具有较高精度。通过连接结构的精细化建模和子结构综合预示,只需进行舱段级模态试验,节省了研制经费、缩短了研制周期,可为空间站及其他大型航天器的研制提供指导。 相似文献
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针对传统模态综合法中由于高阶截断模态带来的计算误差问题,提出了一种改进的固定界面模态综合法。该方法将传统方法中截断舍弃掉的高阶模态部分展开成级数的形式,并保留级数的前r项参与计算,然后将子结构界面协调条件推广至高阶,剔除了这些级数保留项之间可能出现的线性相关问题,并将保留的前r项级数改写为广义坐标的形式,作为传统模态综合法中约束模态和低阶模态的修正项以提高计算精度。与其它改进方法相比,该方法既保留了高阶截断模态的影响,又不会出现非线性特征值迭代求解问题或Ritz基线性相关的问题。数值算例的结果表明本文提出的方法可以在参与综合的模态阶次不变的前提下,有效地提高计算精度,也说明了本文方法的有效性。 相似文献
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针对现代航天器中包含复合柔性结构的特点,本文通过将柔性航天器动力学建模的混合坐标法与结构动力学分析的模态综合法相结合,提出了模态综合—混合坐标建模方法。此方法拓宽了混合坐标法的应用范围,使其适用于包含刚体和复合柔性结构的航天器的动力学建模。 相似文献
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卫星承力筒结构的模态试验方法探讨 总被引:1,自引:1,他引:0
文章详细阐述了某型号卫星承力筒结构的模态试验设计及试验实施过程中所取得的实践经验。采用单点随机激励法、两点随机激励法、单点步进正弦扫描激励法均能得出较准确的航天器结构主频。较好的办法是:为获取大型航天器结构的一阶主频,可先采用单点随机激励法得出结构主频,然后采用单点步进正弦扫描激励法进行数据结果的验证;为获取大型航天器结构的高阶模态参数或结构阻尼系数,应采用两点或两点以上的模态试验激励方法,使激励输入能量平均且更接近于航天器结构实际受力工况。文章中对承力筒结构模态试验设计及方法的探讨对大型航天器的结构模态试验具有借鉴作用。 相似文献
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“天宫一号”目标飞行器结构模态试验方法 总被引:1,自引:0,他引:1
“天宫一号”目标飞行器结构初样模态试验的激励方式、模态参数的识别方法及试验结果的评估等都有其独到的地方。多点激励模态试验的关键在于激励位置的选择及考核输入激励力的相关性,识别耦合紧密的模态结果重点在于参数识别算法。文章从模态试验原理出发,对多点激励在“天宫一号”目标飞行器结构初样模态试验中的应用及耦合紧密的模态试验结果的识别方法进行了探讨和分析。 相似文献
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针对小中心刚体-单侧大挠性结构构型的航天器,通过定义广义全局模态振型,提出一种全局模态动力学模型。采用统一形式描述整体刚体运动和整体挠性变形,基于哈密顿原理推导了全局模态动力学方程,结合瑞利瑞兹法推导了非约束模态频率和模态振型的计算方法。通过仿真和试验校验了全局模态动力学模型的准确性。与有限元模型对比,分析了非约束模态频率随着刚柔质量比和惯量比的变化情况,第一阶模态频率的最大误差为0.003 Hz,说明全局模态动力学模型能够比较准确地描述非约束模态频率;理论模型能够比较准确地描述动态响应,端部横向位移的最大误差为2.6%;基于气浮平台构建了试验系统,理论模型、有限元仿真和物理试验结果均比较接近,说明理论模型准确描述了非约束模态频率随刚柔耦合特性变化的规律。 相似文献
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非接触光学测量方法,可作为空间站太阳电池翼等大型航天器柔性部件在轨模态分析的一种潜在手段。为合理布置相机的拍摄工位及视角,有效捕捉靶标运动的位移及方向,提出了利用轨控或姿控激励下柔性附件瞬态响应的结构动力学仿真结果,结合计算机图形学仿真技术,预示虚拟靶标运动过程成像及其位移重构效果,从而对测量有效性做出判断的实验方案评价方法,并通过仿真实验对其可行性进行了验证。该方法可发展为航天器在轨模态测量的计算机辅助优化工具,能充分利用结构动力学仿真成果,弥补大型柔性部件地面实验的不足。 相似文献
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